輸送機器の軽量化に向けた軽量金属材料の挑戦 航空機におけるアルミニウム合金の 利用の概況と今後 一般社団法人中部航空宇宙産業技術センター 技術情報部 部長 中沢 隆吉 中菱エンジニアリング株式会社 大江事業部 航空材料試験室 伊原木 幹成 ング社とヨーロッパ エアバス社の２社が製造し １ 民間旅客機の開発実績 ており これら２社の主要な旅客機の開発の状況 第２次世界大戦は 著しい航空機の発達を促し を図１に示す 1968年にボーイング社747型機が た その結果 戦争終了後は船よりも遥かに早い 就航を始めて以来 1982年に767型機が就航し 速度の大型民間旅客機による人の移動が活発に行 1995年に777型機が就航した ここまでが20世紀 われるようになった 当初はレシプロエンジン搭 の設計であり その後21世紀の設計機体として 載のプロペラ機であった旅客機も軍用機の後を追 2012年に787型機が就航した この間 派生機を うようにガスタービン エンジン搭載のジェット 除き ほぼ15年間隔で新型機を開発している 一 機が開発され より高速化され 20世紀後半は大 方 後発のエアバス社は 1974年に最初の旅客機 型民間旅客機が大洋を横断する長距離旅行の交通 A300が 就 航 を 始 め そ の 後A310 A320 手段として定着した A330 A340と20世紀中に５機種の新設計機体を ここでは 民間ジェット旅客機として大量輸送 開発し 短い期間に多くの機種が就航している 時代の幕を切ったジャンボ ジェットの愛称で親 更に 21世紀になり ボーイング社ジャンボ しまれている米国 ボーイング社747型機の就航か ジ ェ ッ ト 機 を 上 回 る 大 型 機A380を 就 航 さ せ ら今日までの大型民間旅客機の開発を振り返り 2015年には21世紀になって２機種目の新設計機体 それらの構造材料の移り変わりを確認する 現 となるA350型機を就航させようとして 2013年 在 100席以上の大型民間旅客機は 米国 ボーイ ６月には初飛行に成功している 運航開始年 図１ 大型民間旅客機の開発状況1 J FA 2014 JANUARY No.45 17
2. 大型民間旅客機の構造材料比率これらのボーイング社及びエアバス社の主要旅客機の構造材料の使用比率を図 2に示す この図は機体の構造材料を示すもので エンジン 電装品 ( レーダ 通信機器 ) や内装品 ( 座席 ギャレー ラヴァトリィ ) は含まない まず ボーイング社の場合 747 型機ではアルミニウム合金が全体の81% を占めており 最も使用されており 続いて鉄鋼材料の13% チタン合金の4% であり これら3 種類の金属材料で98% を占めており 金属材料でできていると言っても過言ではない ( 但し 旅客機は決して鉄の箱ではなく 明らかにアルミニウムの箱と言える ) 次の767 型機においてもその状況はあまり変化ないが 777 型機の場合 アルミニウム合金は最も多く使用されてはいるものの70% と減少し 金属材料全体では88% に減少している 一方 複合材料は11% と二桁の割合に増加している 21 世紀に設計された787 型機においては アルミニウム合金は金属材料の中では多いが その割合は20% と急減しており 2 番目に多い金属材料は鉄鋼材料を逆転してチタン合金が15% であり 鉄鋼材料は 10% であり 金属材料全体では45% と構造材料の半分にも満たなくなっている それに対して複合材料は50% に急増しており 金属材料を逆転して構造材料全体で最も多量に使用されており 構造材料の比率が急変したことが分かる エアバス社の場合 A320 型機は1988 年就航であり ボーイング社の767 型機と777 型機の就航の中間に位置している この機体では 金属材料全体で83% を占めているが 複合材料も15% と既に二桁の割合を占めている 21 世紀に入って就航したA380 型機の場合 金属材料は全体の71% と更に金属材料の割合が減少しており 複合材料は 22% と2 割を超えている 更に2013 年に初飛行に成功したA350 型機は アルミニウム合金が 20% チタン合金が14% 鉄鋼材料が7% で 金属材料は全体の構造材料の41% に減少している 一方 複合材料は52% であり ボーイング社 787 型機と同様に 金属を逆転している 元々 エアバス社の機体は複合材料を積極的に使用していたが 新設計機になる度に着実に増加し A350 型機では金属材料を抜いて最も使用される構造材料に成長した 図 3に20 世紀中に設計された金属材料が主体の 2 18 JFA 2014 JANUARY No.45
輸送機器の軽量化に向けた軽量金属材料の挑戦 大型旅客機の胴体パネルの構造例を示す 通常 トリンガクリップと呼ばれるＴ断面の小物部品で 胴体は複数のパネルに分割され円筒状に組み立て ストリンガと結合される これらの部品は全てア られている 夫々のパネルは大きな１枚の外板に ルミニウム合金でできており 外板は疲労特性に 機軸方向にある間隔を持って平行に縦通材 スト 優れる2024系統の合金が使用され 他の４つの部 リンガ が直接取り付けられ その上に窓の間隔 品は静強度が高い7075合金を中心とした7000番台 を持って円周方向にフレームがストリンガに直角 合金が使用される 胴体を構成するパネルは基本 に取り付けられる 従って ストリンガとフレー 的に図３に示す５部品を全て使用し その他には ムは所謂井桁状になる フレームはストリンガの 各パネルの位置に従って 乗客扉口がある場合 上に乗るので シャータイと呼ばれるアングル状 は 扉口周りにダブラや エッジメンバとよばれる の小物部品によりリベットで外板と結合され ス 補強材が取り付けられたり 窓の周りは 窓枠と呼 ばれる補強部品が取り付けられるが 通常これら の部品も7000番台アルミニウム合金が使用される 外 板 後 ３ 複合材料の適用拡大 胴 板厚変化 を図４に示す まず A300型機では フェアリ 縦通材 ストリンガ ングとレドームが複合材であり これらは飛行中 背切り 板厚変化 外板 GFRPで製造されている 次のA310 A320型機 舵面と呼ばれる組立品が複合材化された これら ストリンガクリップ フレーム の荷重を殆ど受けない部品であるため 低強度の では ラダー スポイラ フラップ等のいわゆる フレーム シャータイ エアバス機における複合材料の着実な拡大実績 板厚変化 の組立品は航空機の機体の一次構造材料には分類 されないものの 飛行荷重を受けるため強度の高 図３ 大型民間機の胴体パネルの構造例 図４ エアバス機体の複合材料部品の適用拡大実績3 J FA 2014 JANUARY No.45 19
いCFRPで製造されている 更に派生機において 機体の一次構造部材に分類される尾翼の垂直安定板及び水平安定板が複合材化されている これらの部材から高強度炭素繊維と高靱性エポキシ樹脂の組合せから成る先進複合材料の使用が本格化した 次のA330/A340 型機にて所謂舵面と呼ばれる全部品 ( ラダー エレベータ フラップ エルロン スポイラ ) がCFRP 化された 更に 水平安定板は燃料を貯蔵する構造に変更され 低いながらも内部から圧力が加わる構造部位に初めて適用されている 21 世紀になりA340-600 型機において後方圧力隔壁 キール ビームなどの胴体の一次構造部材が複合材化され 本格的な与圧構造部位に適用が拡大された 次のA380では中央翼 主翼リブ 非与圧の尾胴 床桁が複合材化され 非与圧ながら胴体最後方の尾胴が複合材料化され 胴体の一部にまで拡大された 最新鋭の A350 型機では 主翼と胴体外板が新たに複合材化され 機体の主要な一次構造部材の大部分が複合材化された 4. アルミニウム合金の開発状況 1980 年代から複合材料は高強度高靱性の先進 CFRPが実用化され 航空機の一次構造材料として使用できる特性を持ち 複合材料化による機体重量の軽減が進んだ この情勢にアルミニウム会社も危機感を持ち 各種のアルミニウム合金を開発してきた 航空機構造用アルミニウム合金の内 最も高強度な7000 番台アルミニウム合金と 疲労強度に優れる2000 番台合金にリチウムを添加した軽量アルミ リチウム合金の開発実績を図 5 に示す 4.1 アルミニウム リチウム合金 ⑴ 第 2 世代アルミニウム リチウム合金 : 1980 年台半ば頃 アルミニウム会社は複合材の適用拡大に危機感を強く持ち いわゆる第 2 世代アルミ リチウム合金の開発競争に突入する この合金の狙いは もっとも軽量な金属であるリチウムを添加してアルミニウム合金の密度を低くし 航空機の構造重量を10% 以上軽量化することにある この合金は基本的に2000 番台のAl-Cu- 4 20 JFA 2014 JANUARY No.45
Mg 系合金をベースとして それにリチウムを添加した合金であり その合金は2000 番合金の特徴とリチウムを添加した特徴の両者を併せ持つ合金となった 今までに開発された代表的なアルミニウム リチウム合金の化学成分の内 添加元素を表 1に示す 第 2 世代アルミ リチウム合金は 最も比重の軽い金属元素であるリチウム ( 比重 0.53) をアルミニウム ( 比重 2.70) に添加して その合金の密度を従来の合金よりも10% 弱低くすることを目標としていた 合金の密度を縦軸にとり リチウムの添加量を横軸にとった関係を図 6に示す 第 2 世代アルミ リチウム合金として アルコア社は2090 合金を ペシネー社は2091 合金を そしてブリティッシュ アルキャン社は8090 合金を登録した これらの合金はリチウム含有量が公称 値で2.0 2.5% の範囲にあり 従来の7075 合金と比較して密度が7 10% 低くなっている このようにリチウムを添加することにより確実にアルミニウム合金の密度は低下し もし 合金を置き換えるだけで航空機の機体重量を10% 低減できるならば 全く夢のような材料であり その実用化が期待された アルミ リチウム合金の引張強さを図 7に示す ここでは話を簡単にするため 強度のみを議論する 第 2 世代のアルミ リチウム合金の内 8090-T6は7075-T6よりも引張強度が低いが 2090-T83 合金は7075-T6 並みの強度を示しており このまま7075-T6 合金を置き換えることが出来れば 密度が低下した分だけ 機体の重量低減が実現する しかし 現実にはなかなかそのまま置換えることはできない 2090-T83はアルコア 5 社工場で焼き入れ後に冷間加工を十分行った後に人工時効を実施している材料であり そのまま切断して部品になれば全く問題ない しかし 薄板から部品を製造する場合 部品の展開形状に薄板を切断後 ブレーキ プレスで曲げたり ストレッチャーで引張成形して部品形状を作る このような板金成形加工を行うには2090-T83は強度が高く伸びが少な過ぎる材料であった 7075 合金は 焼き鈍し材を購入後 部品展開形状に板から切り出して板金成形加工後に熱処理を行うと所定の強度が得られた しかし 2090 合金の焼き鈍し材を7075 合金と同じ工程で部品製造すると 強度 JFA 2014 JANUARY No.45 21
7 が-T83 材の60% 程度にしかならない その理由は 形状を持った部品に対して焼き入れ後に均一な冷間加工を加えることができないからである そのため 2090 合金は7075-T6の板金成形部品をそのまま置換えることはできない 次に第 2 世代アルミ リチウム合金の弱点として挙げられたのが 本質的に低靱性であるとの指摘であった この論旨は 次のようになる アルミニウム中のリチウムは 母相であるアルミニウムと整合なδ'-Al3Li 金属間化合物を形成している アルミ リチウム合金が変形する時は 結晶粒内を走る転位が 母相に整合に析出している δ'-al3li 金属間化合物相を横切る時に超転位となるため 直線的な辷りが生じ かつ 同じ辷り面を後続の超転位が通過する傾向になり その結果 転位が同一辷り面上に集中して結晶粒界に堆積して粒界割れを生じ易くすることにより 本質的に低靱性となると説明した その証拠として示された例が 図 8に示す透過電子顕微鏡写真である この試験片は8090 合金に相当する化学成分を持っており 溶体化処理後人工時効処理まで実施している 右側の写真は疲労試験前の状態であり 白色に見える球状のδ'-Al3Li 金属間化合物が密に析出している 一方左側の写真は 疲労試験終了後の試験片の内部組織であり 本来は球形状のδ'-Al3Li 金属 間化合物相が疲労荷重によって運動した転位により直線的に上下に分割されており 非常に直線的な辷りが生じていることが明らかとされた ⑵ Ag 含有アルミニウム リチウム合金 : ボーイング社 777の開発後 暫く米国での新型民間旅客機の開発は空白になるが この間に2195 合金が開発された この材料は第 2 世代アルミ リチウム合金とその後の第 3 世代アルミ リチウム合金の中間にあり その特徴は 表 1の化学成分表に示すように Liの添加量は公称で1.0wt% と第 2 世代合金と比較してほぼ半分に抑えて 更にAgを添加したことによる Li 添加量を低く抑えたことにより密度低下は5% 前後と少なくなったが Li 添加特有の脆性的な傾向は減少した 更にAgの添加によりAgに基づくω- 相が結晶粒内に均一析出し このω- 相を転位の代わりの析出サイトとして析出物が形成されることにより 図 7に示すように焼入れ処理後に冷間加工を付与しなくても大きな強度向上が得られた 2195 合金は 図 9に示す米国スペースシャトルの外部燃料タンクに使用されたことで広く知られている 当初 国際宇宙ステーション (ISS: International Space Station) 計画は旧西側諸国だけが参加していたが 計画が大幅に遅れ その間にソビエト連邦がロシアになり ISS 計画に 22 JFA 2014 JANUARY No.45
輸送機器の軽量化に向けた軽量金属材料の挑戦 図８ 図９ 8090合金相当材料の透過電子顕微鏡写真8 スペースシャトル外部燃料タンク9 参加することになった そのためにＩＳＳの打ち ミ リチウム合金は第２世代合金の失敗を受け 上げ軌道が変更になり 軌道上まで各国のＩＳＳ て Li含有量を低く抑えるのはアルコア社もコン 製造部分を運搬する役割を担っていたスペース ステリウム社も共通した傾向である 更に2195合 シャトルのペイロードを向上する必要に迫られ 金の成功を受けてコンステリウム社の合金には スペースシャトルの構造重量削減が行われた そ Ag添加を行うようになった また アルコア社 こでＮＡＳＡは2195合金に目を付けて 外部燃料 ではAg添加を継続する合金に加えて第２世代合 タンクの材料を従来の2219合金から2195合金に変 金では添加されなかったZnを添加する合金も現 更することを実施した この材料変更により外部 れた 燃料タンクの重量は30トンから26.5トンと3.5トン アルミニウム リチウム合金のリチウム含有量 の軽量化が達成されたと発表されている これは を縦軸に 銅の含有量を横軸にとった図を 図10 単純な密度の低下分の寄与と同時に2219合金の強 に示す 第２世代アルミ リチウム合金の8090 度よりも2195合金の強度が十分高く 強度向上に 2090 2091合金に比べて第３世代アルミ リチウ よる肉厚減少分も含んだ効果と考えられる この ム合金はリチウム含有量を削減し その代わりに 材料変更のみにより スペースシャトルの重量削 銅の含有量を増加していることが明瞭である リ 減目標の50 が達成されたと言われている この チウムの含有量を減少したのは 第２世代合金で 2195合金で製造された外部燃料タンクは超軽量タ 指摘された本質的に脆性である点を少しでも改善 ンクと呼ばれており スペースシャトルの第91回 するために 軽量化効果も減少するもののリチウ 目の打ち上げのディスカヴァリーに初めて使用さ ム添加量を減少して脆性の改善を優先した結果と れ その後 第134回の最終打ち上げまでの間 ２回を除いた41回の打ち上げで超軽量タンクが使 用されている 外部燃料タンクには重いエンジン 等は無く殆どがタンクの外皮重量であるので タ ンク材料の歩留まりを仮に20 と仮定すると １ 基の超軽量タンクの製造に必要な2195合金の素材 重量は132.5トンになる 超軽量タンクを製造す るには多量の2195合金が必要であり 工業的に成 功した初めてのアルミ リチウム合金と考えられる ⑶ 第３世代アルミニウム リチウム合金 2195合金の成功の後を受けて第３世代アルミ リチウム合金が開発された この第３世代アル 図10 アルミニウム リチウム合金のリチウム及び銅 の含有範囲10 J FA 2014 JANUARY No.45 23
輸送機器の軽量化に向けた軽量金属材料の挑戦 考えられる また 2195合金の成功によりAg添 金では ピーク時効した-T６処理材の肉厚部品 加は特に耐力の向上に有効なことが判明したの は応力腐食割れが頻発することが判明しており で リチウムを削減したことによる強度低下分を その防止対策として強度を落とした過時効処理 銅を増加することで補おうとしたことが窺える -T7材が使用されている 折角高い強度を発揮で このような化学成分構成としたことにより 第３ きる7000番台合金を 良好な応力腐食割れ性を維 世代アルミ リチウム合金の銅含有量は増加し 持したまま 高い強度で使用することを目的に開 2024合金の銅含有量に接近してきている また 発が行われ 復元再時効処理と呼ばれる３段時効 上記2195合金のリチウムと銅の成分範囲を見る 処理により実現された と 実質的には第３世代アルミ リチウム合金に ボーイング社777型機でこの復元再時効処理 入れても良い範囲にあり いわば第３世代アルミ -T77処理 を適用した7150 7055合金が新規に リチウム合金を先取りした合金とも言える エアバス社A380型機の客室の床構造には 第 ３世代アルミ リチウム合金であるコンステリウ 採用された これらの合金は 押出し形材として 重要な強度部材である胴体ストリンガーやビーム に適用された ム 社 の2196-T８ 押 出 し 材 及 び ア ル コ ア 社 の 図５に示すように 1985年 米国のレーガン大 2099-T８押出し材が使用された この全２階建 統領は米国企業の工業所有権を守るためにプロパ て構造の巨大な機体は 図11に示すように１階 テ ン ト 政 策 を 打 ち 出 し た こ の 政 策 に 従 っ て 部分の床構造を第３世代アルミ リチウム合金押 ニューヨーク州でコーニング社が住友電工社を相 出し材で製造し ２階部分の床構造はCFRPで製 手に光ファイバーの特許紛争を起こした 今まで 造されている の常識では負けるとは想像できない状況であった が 目を疑うような判決文によって住友電工社が CFRP床構造 敗訴し 莫大な罰金の支払いを命じられ 住友電 工社は米国の光ファイバー事業から撤退を余儀な くされた 実際には復元現象は古くから知られており 金 属学の教科書にも掲載されている 更に復元再時 効処理は1970年代にイスラエルにて最初の特許が 成立していた それにもかかわらず このような 米国政府方針に基づき アルコア社は7000番台合 アルミ リチウム合金床構造 図11 エアバスA380型機の床構造材料11 金の復元再時効処理の製造特許を取得し 同業他 社を排除し独占供給体制を確立した そこでヨーロッパのアルミニウム会社は アル コア社の復元再時効処理を行わなくても 従来の ２段時効処理で復元再時効処理と同等の高強度 ４ ２ 7000番Al-Zn-Mg-Cu系合金 高耐SCC性を持つ合金の開発に取り組んだ その 7000番台合金の開発の狙いは大きく二つあり 結果 鋳造技術の進歩にも助けられ 更に高Zn 一つは応力腐食割れ SCC 性を良好に保ったま 含有量の合金の開発を行い 高強度 高耐SCC性 ま強度を高くすることであり もう一つは機械加 の合金を実用化した 7075を基準として7050合金 工用部品のための厚い材料を製造することである 以降に開発された主要な7000番台合金の化学成分 ⑴ 高強度 高耐応力腐食割れ SCC 性合金 の内 添加元素の範囲を表２に示す まず 応力腐食割れ性を保ったまま高強度化し 7000番台合金の重要な指標であるZn/Mg比を た材料について説明する 強度の高い7000番台合 図12に 示 す こ の 図 は 縦 軸 がZn/Mg比 で あ 24 J FA 2014 JANUARY No.45
7000 12 12 7000 13 り 横軸は合金の登録年を示す この図を見ると アルコア社開発合金は 年次が進むほどに Zn/Mg 比が高くなっている 一方 ヨーロッパの開発合金を見るとZn/Mg 比は少し高くなって いるものの アルコア社の場合ほど顕著には高くなっていない このことは 全体的にZn 含有量が増えていることを考慮すると アルコア社は Mg 含有量を7075 合金の含有量から殆ど増加させていないことを意味する それに対してヨーロッパの合金は Zn 含有量を増加させると共にMg 含有量もそれなりに増加させていることが分かる 7000 番台合金でZn/ Mg 比が合金の特性を左右する重要なパラメータの一つと考えられている理由は Al-Zn-Mg 系 3 元合金状態図から この比により析出物の形態が変化すると考えられることによる 従って アルコア社合金とヨーロッパ合金でZn/Mg 比が異なってきたことにより 時効処理後の析出物の組 13 7000 14 JFA 2014 JANUARY No.45 25
成が変化していると推定される 出発点となる 7075 合金では 電子顕微鏡観察の結果 T -Al2Zn3Mg3 相と呼ばれる析出物の形成が確認されているが Zn/Mg 比が高いアルコア社合金では T -Al2Zn3Mg3 相ではなく 恐らくη -Zn2Mg 相が析出するように なっていると推定される 析出物のT -Al2Zn3Mg3 相とη -Zn2Mg 相のどちらが強度向上に有効かは今後の研究で明らかになると思われる 表 2に掲載された7000 番台合金の引張強さ及び耐力を図 13に示す 7000 番台合金として使用される代表的な部品は胴体のストリンガとフレームである 747 型機 767 型機では これらの部品は薄板から板金成形加工により成形した7075-T6 材が使用されていた 777 型機では ストリンガやビームの強度部材を復元再時効処理した7150-T77より製造している 強度は7075-T6よりも10% 程度向上している 一方 A380 型機に採用されているヨーロッパ合金である7449-T79 押出し材は従来の2 段時効処理であるが 復元再時効処理材と比べてほぼ同じ強度を示しており ヨーロッパのアルミニウム会社が復元再時効処理に匹敵する強度の材料を従来の2 段時効処理で目標を達成したことが分かる ⑵ 高強度厚肉合金 : 次に機械加工用部品のための厚い材料の開発結果を説明する 最近のNC 機械加工装置の発達は目を見張るものがあり 板金成形部品よりも1 桁寸法精度が良い機械加工部品は組立時の基準としても利用し易く 航空機部品に厚い素材から削り出す機械加工部品の割合が急増している 以前の航空機組立は 例えば図 14に示す桁組立のように多数の板金成形した小さな部品をリベットなどで組み立てる いわゆるビルドアップ工法が中心であった しかし 現在ではNC 機械加工により多くの小部品を一体化して削り出した いわゆるインテグラル部品を中心に組み立てる方向に転換している これにより軽量化と共に 部品点数の削減 組立工数の削減が実現し 機体会社における製造費用のコストダウンが行われている 図 15は主翼桁のインテグラル部品の例を示す 従来のビルドアップ工法では図 14に示すよ 14 15 15 16 うに上下の押出し形材から製造したフランジの間に薄板から製造したウェブを張り 更に所定の間隔を持って押出し形材か薄板の板金成形で作ったスティフナをリベットで取り付けて桁が完成していた 機体の大きさに依存するが 例えば数mmの肉厚の押出し型材から作った上下のフランジを各 1 本 1 3mmの肉厚の薄板から作った数枚のウェブ 更に同様の肉厚から作った多数のスティフナが必要であり 更にそれらを組み立てる冶具に乗せてリベットで組み立てる必要があった しかし 厚板からの機械加工法によって削り出すことにより一体形状で製作すると 部品は1 個に集約され 組立作業も不要である このような工法が成立するためには 高性能なNC 機械と共に 材料も肉厚が100mmを超すような厚板が必要になる 材料会社にとっても多数の薄板よりも厚板を少数生産する方が効率が良く 材料会社と機体会社の利害が一致し 厚肉材料が開発されている 当初は 厚板の中心部に材料欠陥が発生することが多かったが 材料会社における超音波を利用した新鋳造技術の開発や コンピュータによる凝固解析の応用等により鋳塊の品質も向上し 信頼性も上がってきている また 冷却速度に敏感な Crを鈍感なZrに変更するなどの成分からの検討も進み 厚板でも強度が低下しない材料が開発されている 747 型機 767 型機では7075-T73 厚板が主に使 26 JFA 2014 JANUARY No.45
用されているが 777 型機では7050-T74 厚板が多量に使用され 強度は若干ながら向上している 最近の厚肉用材料としては 図 13に示す7040- T74 7140-T74 厚板 及び7085 鍛造品があり 強度の向上は殆どないが 肉厚の向上が著しく より厚い部品の切削加工が可能となっており 機体製造会社には大変好ましい 5.21 世紀の航空機用アルミニウム合金民間航空機の構造部材は 20 世紀は金属 その中でもアルミニウム合金が中心であり 言わばアルミニウム合金の黄金期と見られた 21 世紀になり 構造材料は金属中心からCFRPに代表される複合材料に交替したことは明らかであり その結果 アルミニウム合金の使用比率は大きく低下した しかし アルミニウム合金の特徴は 安定した大量供給が可能で かつ 安価である 複合材料会社も増産体制を整え 量産効果で価格の低減を目指しているが 一朝一夕には実現できない そこで 777 型機に採用された新アルミニウム合金の特許も有効期間が終了を迎えており これらの新合金の安価な供給等 地道な特性改善と価格低減を積み重ねていけば 未だCFRPに対抗できる余地はあると考える 更に航空機構造に適用するに当たり複合材料の問題点として耐雷問題がある CFRPは炭素繊維と樹脂から構成されており 強度を持つ炭素繊維は良導体であるが 繊維を固めて形状を保持している樹脂は絶縁体である 機体に雷が落ちた場合 雷電流は炭素繊維を伝って流れるが もし CFRP 部品にボルト穴などの穴があり 隙間が空いていたら 雷電流は隙間で放電して流れていく 民間旅客機の主翼は内部が燃料タンクになっているので もし主翼のボルト穴で放電現象が起こったら 燃料は一瞬にして爆発して 旅客機は墜落してしまう そのためにCFRPを使用する場合は耐雷対策を金属材料以上に厳しく実施しなければならない 即ち CFRPを使用した主翼は 金属を使用する場合以上に耐雷対策を厳重に行う必要があるために余分な重量を使用することになる 大型機の場合は それでも金属製主翼より複合材製主翼が軽量になるが 100 席以下のリージョナル機の場合 金属製主翼とCFRP 製主翼では重量はそれほど変わらなくなり むしろCFRP の材料費の高さが目立つようになる リージョナル機の販売価格は 100 席以上の機体よりもかなり安価であるので 元々高価な材料は使用するのが難しい状況にあり 小型の機体になる程 アルミニウム合金は価格競争力があると考えられる 以上 大型民間機においては 今後 CFRPがどこまで航空機構造材料として需要を伸ばすかは 量の安定供給と価格が問題であり アルミニウム合金がそれに対抗できるかが焦点になろう 一方 リージョナル機のような小型旅客機においては 耐雷問題のような一部技術的な問題もあるが それでも詰まる所は CFRPの価格がどこまで下がるかにより アルミニウム合金がそれに対抗できなくなった時点でCFRP 化の勢いが増すと考えられる < 参考文献 > 1) 2) 4) インターネット ウィキペディアより情報を収集し 整理して作図 飛行機の絵はボーイング社 エアバス社 :11) の資料から作成 2) Composite Structures:The First 100 Years 16th International Conference on Composite Materials 3) Airbus Composite Training VPD Conference,Frankfurt,Oct. 2007 5) 12) Aluminum Association 発行 Teal Sheet より抜粋 6)MMPDS(Metallic Materials Properties and Standardization) 及び 5) のデータから作図 7) 14) MMPDS(Metallic Materials Properties Development and Standardization) 及び AMS 規格のデータから作図 8) 軽金属 Vol.36( 86)No.7 P.436-P.444 9) インターネット ウィキペディアより写真を転用 10) 13)Aluminum Association 発行 Teal Sheet より作図 11) Metal Materials in Airbus A380 IZMIR Grobal Aerospace & Offset Cinference,Oct. 2010 15) 航空学入門 ( 上 ) 木村秀政監修 酣燈社 (1975 年 ) 16) 今井航空機器工業株式会社のホーム ページによる JFA 2014 JANUARY No.45 27